(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
中心軸（３４）を取り囲む環状シェル（８０）を有する環状タービンケーシング（７５）と、
該環状シェル（８０）から半径方向外方に延在する軸方向に離間配置された前方および後方フランジ（１２５、１２６）と、
該ケーシング（７５）の該環状シェル（８０）から半径方向内方に垂下する前方および後方ケーシングフック（６７、６９）と、
該タービンケーシング（７５）から半径方向内方に垂下し、該前方および後方ケーシングフック（６７、６９）に接続されているシュラウドアセンブリ（７１）と、
該中心軸（３４）を取り囲む該後方フランジ（１２６）内に配列され、該後方フランジ（１２６）の該外径（１２３）と該環状シェル（８０）の間に半径方向に配置された軸方向に延在する冷却孔（２００）の円形列と、
前記中心軸（３４）に沿った断面において湾曲した面を有し、前記後方フランジ（１２６）の外径（１２３）において該後方フランジ（１２６）の半径方向外方に指向する環状面（１２０）と、
該中心軸（３４）を取り囲み、該環状シェル（８０）の半径方向外方に離間配置された環状マニホルド（１１４）と、
該マニホルド（１１４）と該環状シェル（８０）の間に設けられた環状空間（１１９）と、
該マニホルド（１１４）内に配列され、前記環状面（１２０）に向かって半径方向内方に冷却空気（１１２）を噴霧するために配置された衝突孔（１１７）と、
を有する、ガスタービンエンジンのタービンアセンブリ（１０）。
【請求項２】
該環状シェル（８０）の後端部（８１）から半径方向外方に延在する後部フランジ（１１８）と、
該環状シェル（８０）から半径方向内方に垂下する後部ケーシングフック（６６）とをさらに有しており、
該後部ケーシングフック（６６）が該環状シェル（８０）の該後端部（８１）に接してまたは近接して軸方向に配置されている、請求項１に記載のタービンアセンブリ（１０）。
【請求項３】
前記タービンの第１段（１２）のタービン翼（７０）が、前記前方および後方ケーシングフック（６７、６９）にの間で半径方向内方に位置づけられ、
前記タービンの第２段（２０）のタービン翼（７０）が、前記後部ケーシングフック（６６）の半径方向内方に位置づけられる、請求項２に記載のタービンアセンブリ（１０）。
【請求項４】
分割されたシュラウドハンガー（７４）に連結された複数の弓形シュラウド部分（７２）を有する該シュラウドアセンブリ（７１）と、
該タービンケーシング（７５）から半径方向内方に垂下する分割されたシュラウドサポート（３０）によって支持されている該シュラウドハンガー（７４）と、
それぞれ該前方および後方ケーシングフック（６７、６９）によって支持されている該シュラウドサポート（３０）の前方および後方端部（７７、７９）と、
それぞれ該前方および後方フランジ（１２５、１２６）に軸方向に近接または接して配置されている該前方および後方ケーシングフック（６７、６９）とをさらに有する、請求項１乃至３のいずれかに記載のタービンアセンブリ（１０）。
【請求項５】
該前方および後部フランジ（１２５、１１８）の外径（１２３）において半径方向外方に指向する円筒面（１２２）を有している、請求項１乃至４のいずれかに記載のタービンアセンブリ（１０））。
【請求項６】
前記マニホルド（１１４）内に配列され、前記前方フランジ（１２５）の円筒面（１２２）に向かって半径方向内方に冷却空気（１１２）を噴霧するために配置された第２の衝突孔（１１７）を有している、請求項５に記載のタービンアセンブリ（１０）。
【請求項７】
前記マニホルド（１１４）内に配列され、前記後部フランジ（１１８）の円筒面（１２２）に向かって半径方向内方に冷却空気（１１２）を噴霧するために配置された第３の衝突孔（１１７）を有している、請求項６に記載のタービンアセンブリ（１０）。
【請求項８】
前記環状面（１２０）に衝突した冷却空気（１１２）は、前記環状空間（１１９）から排気される、請求項１乃至７のいずれかに記載のタービンアセンブリ（１０）。
【請求項９】
航空機ガスタービンエンジンのタービンアセンブリ（１０）である、請求項１乃至８のいずれかに記載のタービンアセンブリ（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービン翼端隙間制御装置で見られるようなフランジまたは擬似フランジ等のガスタービンエンジンリングの熱制御に関し、より詳細には、その上で熱制御流体がガスタービンエンジンリングおよび／またはフランジに衝突する熱制御面に関する。
【背景技術】
【０００２】
推力、燃料消費率（ＳＦＣ）および排気温度（ＥＧＴ）マージン等のエンジン性能パラメータは、タービン翼端と翼端を取り囲む固定シールまたはシュラウドの間の隙間に大きく依存している。アクティブ隙間制御は公知の方法であり、エンジンファンおよび／または圧縮機からの、概して熱制御空気と呼ばれる冷たい空気または比較的熱い空気の流れを調整し、その空気を高圧および低圧タービンケーシングに噴霧して、飛行中に高圧および低圧タービン翼端に対してケーシングを収縮させるものである。空気は、熱制御リングとして機能するフランジまたは擬似フランジ等の翼端周囲のシュラウドまたはシールを支持するために使用される他の静的構造に、流したり、噴霧したり、衝突させることができる。以前の設計に比べて、熱制御空気と熱制御リングの間の熱伝達を向上させることによって、熱制御空気のより効率的な利用を可能にすることが大いに望まれている。
【特許文献１】米国特許第５，２０５，１１５号公報
【特許文献２】米国特許第６，８４８，８８５号公報
【特許文献３】米国特許第７，１６５，９３７号公報
【特許文献４】米国特許公開第２００５／０１１１９６５号公報
【特許文献５】米国特許公開第２００７／０１４０８３８号公報
【特許文献６】米国特許公開第２００７／０１４０８３９号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
一般的に、現在のＡＣＣ（アクティブ隙間制御）設計では、ファンおよび／または圧縮機空気をＨＰＴ（高圧タービン）ケーシングの擬似フランジに衝突させて、飛行中の予定時刻にケーシングのたわみを制御して所望の翼端隙間を得る。擬似フランジはタービン翼端を取り囲むシュラウドを支持しているため、擬似フランジを加熱または冷却することによってシュラウドを半径方向外方または内方それぞれに移動させ、それによってシュラウドとタービン翼端の間の翼端隙間を制御する。前方のフランジまたは擬似フランジの衝突に使用された空気流が後方の擬似フランジの衝突流に干渉することによって、後方の擬似フランジへの熱伝達が、おそらく半分以上減少する。したがって、後方の擬似フランジへの熱伝達を向上させるためのより効果的な設計が望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
ガスタービンエンジンの環状タービンケーシングは、中心軸を取り囲む環状シェルと、該環状シェルから半径方向外方に延在する軸方向に離間配置された前方および後方フランジと、該ケーシングの該環状シェルから半径方向内方に垂下する前方および後方ケーシングフックとを含む。軸方向に延在する冷却孔の円形列は、該中心軸を取り囲む該後方フランジ内に配列され、該後方フランジの外径と該環状シェルの間に半径方向に配置される。
【０００５】
該タービンケーシングの例示的実施形態では、該前方および後方ケーシングフックは、それぞれ該前方および後方フランジに軸方向に近接または接して配置される。後部フランジは該環状シェルの後端部から半径方向外方に延在し、後部ケーシングフックは該環状シェルから半径方向内方に垂下している。該後部ケーシングフックは、該環状シェルの該後端部に軸方向に接してまたは近接して配置されている。該タービンケーシングの別の例示的実施形態では、該後方フランジは該後方フランジの外径において環状の半径方向外方に指向する軸方向湾曲面を有しており、該前方および後部フランジは該前方および後部フランジの外径において半径方向外方に指向する円筒面を有している。該軸方向湾曲面は曲率半径を有する半球面であり、該曲率半径が該中心軸上に始点を有する。
【０００６】
該環状タービンケーシングは、該タービンケーシングから半径方向内方に垂下し、該前方および後方ケーシングフックに接続されているシュラウドアセンブリを有するガスタービンエンジンのタービンアセンブリに組み込むことができる。該シュラウドアセンブリの例示的実施形態は、分割されたシュラウドハンガーに連結された複数の弓形シュラウド部分を含む。該シュラウドハンガーは、該タービンケーシングから半径方向内方に垂下する分割されたシュラウドサポートによって支持され、該シュラウドサポートの前方および後方端部はそれぞれ該前方および後方ケーシングフックによって支持される。
【０００７】
該タービンアセンブリの別の例示的実施形態は、該中心軸を取り囲み、該環状シェルの半径方向外方に離間配置された環状マニホルドを含んでおり、該マニホルドと該環状シェルの間に環状空間を形成する。衝突孔を該マニホルド内に配列し、該軸方向湾曲面と該前方および後部フランジの半径方向外方に指向する円筒面に向かって半径方向内方に冷却空気を衝突させるために配置することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１および図２に概略的に断面が示されているのは、エンジン運転中の翼端隙間８８の制御を円滑にする、航空機ガスタービンエンジンの隙間制御システム１００の一部として用いられるタービンアセンブリ１０の例示的実施形態である。隙間制御システム１００は、２００７年１月２３日に発行され、参照することにより本明細書に援用されるＤｏｎｇらの米国特許第７，１６５，９３７号公報（特許文献３）により詳しく記載されている。本明細書で示される隙間制御システム１００の例示的実施形態は、高圧タービン１８の第１段１２に関するものである。高圧タービン１８の第２段２０は、高圧タービン１８の第１段１２の下流かつ後方にある。第１および第２段のタービンノズル５２および５４は、高圧タービン１８の第１および第２段１２および２０の前方かつ上流に配置される。高圧タービンの第１および第２段の環状シュラウドアセンブリ７１、１７１は、一般的にエンジンの中心軸と一致する中心軸３４を取り囲む。各々のシュラウドアセンブリは高圧タービン翼７０の列を取り囲み、周囲のタービンケーシング７５から半径方向内方に垂下する。
【０００９】
第１段のシュラウドアセンブリ７１は、分割されたシュラウドハンガー７４に連結された複数の弓形シュラウド部分７２を含む。シュラウドハンガー７４は、タービンケーシング７５から半径方向内方に垂下する分割されたシュラウドサポート３０によって支持される。シュラウドハンガー７４はシュラウドサポート３０に接続され、Ｃクリップ７６によって適所に保持される。第１段のシュラウドアセンブリ７１に関して、軸方向に離間配置された前方および後方フランジ１２５、１２６はケーシング７５の環状シェル８０から半径方向外方に延在する。後部フランジ１１８は環状シェル８０の後端部９０から半径方向外方に延在し、後部ケーシングフック６６は環状シェル８０から半径方向内方に垂下し、環状シェル８０の後端部９０に軸方向に接してまたは近接して配置される。第１段のシュラウドアセンブリ７１のシュラウドサポート３０の前方および後方端部７７、７９は、それぞれ前方および後方ケーシングフック６７、６９によって支持される。前方および後方ケーシングフック６７、６９は、ケーシング７５の環状シェル８０から半径方向内方に垂下する。前方、後方および後部ケーシングフック６７、６９および６６はそれぞれ、前方、後方および後部フランジ１２５、１２６および１１８に軸方向に近接または接して配置されて、フランジに衝突する熱空気の変化に対する熱成長および熱収縮反応を向上させる。
【００１０】
隣接するシュラウド部分７２は連結されて、中心軸３４の周囲でタービン翼７０を取り囲む第１および第２段のシュラウドアセンブリ７１、１７１を形成する。各シュラウド部分７２は、半径方向外面８４と、対向する半径方向内面８６を有する。翼端隙間８８は、タービン翼７０のシュラウド内面８６と翼端８９の間に画定される。より詳細には、翼端隙間８８はタービン翼端８９とタービンシュラウド部分７２の内面の間の距離として画定される。したがって、タービンケーシング７５、特に前方および後方フランジ１２５、１２６が冷却されると、それらは第１段のシュラウドアセンブリ７１および第１段のシュラウドアセンブリ７１の複数の弓形シュラウド部分７２のように、半径方向内方に収縮する。例示的実施形態では、隙間制御システム１００は動翼端８９とシュラウド内面８６の間の翼端隙間８８の制御を円滑にする。隙間制御システム１００は、中心軸３４を取り囲む環状マニホルド１１４を介して冷却空気供給源に流体連通状態で連結される。マニホルド１１４は環状シェル８０の半径方向外方に離間配置され、環状空間１１９はそれらの間に設けられる。
【００１１】
冷却空気１１２は衝突孔１１７を通ってマニホルド１１４から半径方向内方に出て、タービンケーシング７５の環状シェル８０から半径方向外方に延在している後方フランジ１２６の、環状で半径方向外方に指向している半径方向の最も外側の軸方向湾曲面１２０に衝突する。後方フランジ１２６の外径１２３における軸方向湾曲面１２０は、中心軸３４上に始点８１を有し、始点から後方フランジ１２６の外径１２３まで延在する曲率半径Ｒを取り囲む。本明細書で示される軸方向湾曲面１２０は半球面であるが、中心軸３４を回る他の湾曲面を用いてもよい。半球の軸方向湾曲面１２０は、中心軸３４上に始点８１を有し、始点から後方フランジ１２６の外径１２３まで延在する同じ曲率半径Ｒを有する。
【００１２】
軸方向湾曲面１２０は衝突面であり、空気が湾曲面に沿って流れる傾向を述べたコアンダ効果を利用する。コアンダ効果は、球面状の湾曲面に対する熱伝達にさらに大きな効果がある。湾曲面は、以前に使用された、例えば特許文献３に示されたような円筒面に対して、コアンダ効果を利用することによって大きな熱伝達をもたらす。冷却空気１１２はまたマニホルド１１４から出て、前方および後部フランジ１２５、１１８の半径方向外方に指向している半径方向の最も外側の円筒面１２２に衝突する。
【００１３】
前方フランジ１２５の円筒面１２２と後方フランジ１２６の軸方向湾曲面１２０に衝突した冷却空気１１２は、本明細書では使用済み空気１１６と呼ばれ、マニホルド１１４とタービンケーシング７５の環状シェル８０の間の環状空間１１９から排気される。後方フランジ１２６（擬似フランジ）内に配列された軸方向に延在する冷却孔２００の円形列は中心軸３４を取り囲み、後方フランジ１２６の外径１２３と環状シェル８０の間に半径方向に配置される。冷却孔２００はそれぞれ、使用済み空気１１６を後方および後部フランジ１２６、１１８の間の後方キャビティ２０２内に流す。
【００１４】
使用済み空気１１６は、環状シェル８０およびタービンケーシング７５のケーシング温度に比べて比較的冷たくなっている。後方フランジ１２６は、冷却孔２００を通って流れる使用済み空気１１６によって冷却される。これにより、前方および後方フランジ１２５、１２６の間の前方キャビティ２０４と後方キャビティ２０２内の流れがより活発になり、衝突冷却空気１１２および使用済み空気１１６と、フランジ、環状シェル８０およびタービンケーシング７５との間の熱伝達が向上する。熱伝達の向上によって、空気流とフランジ、環状シェル８０およびタービンケーシング７５との間の優れた冷却効果がもたらされ、所望の翼端隙間８８を得るために半径方向拡張および収縮を制御し易くなる。
【００１５】
後方フランジ１２６は、航空機ガスタービンエンジン産業では擬似フランジと呼ばれることもある。冷却空気供給源は、隙間制御システム１００を本明細書で説明するように機能させる任意の冷却空気供給源、例えば、限定はされないが、圧縮機のファン空気、中間段および／または排気段などであってよい。例示的実施形態では、冷却空気１１２は圧縮機の中間段から抽気されて、第２段のタービンノズルとシュラウドを冷却する。隙間制御システム１００は、特にエンジンのクルーズ運転中に、翼端８９とシュラウド部分７２の間の半径方向翼端隙間８８を最小限にするために使用される。
【００１６】
当該産業において、タービン翼端隙間を小さくすることによって運転中の燃料消費率（ＳＦＣ）の低下、ひいては大きな省燃費がもたらされることはよく知られている。前方および後方フランジは、最小限のタイムラグおよび熱制御（運転条件に応じて冷却または加熱する）空気流で翼端隙間ＣＬをより効率的に制御するために提供される。前方および後方フランジはタービンケーシング７５の環状シェル８０に取り付けられるか、または別の方法で結合されるものであり、ケーシングのそれぞれのケーシングまたはシェルと一体化させ（図２に示される）、シェルにボルト留めまたは別の方法で固定するか、またはシール係合状態でシェルから機械的に切り離してもよい。フランジはまた、一部のケーシングシェルの端部で見られるように、ボルト留めフランジであってもよい。フランジは熱制御量を定める熱制御リングの役目を果たして、翼端隙間を調節するために、シュラウド部分７２を半径方向内方に（設計によっては外方に）より効率的に移動させる。
【００１７】
本明細書では本発明の好適かつ例示的だと考えられる実施形態の説明をしたが、当業者には本明細書の教示から本発明のその他の改良形態が明らかとなるであろう。そのため、本発明の真の精神および範囲内にあるそのようなすべての改良形態が添付の請求項で保護されることが望ましい。したがって、特許による保護が望まれるのは添付の請求項で規定かつ特定された発明である。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】タービンシュラウドアセンブリを支持するフランジを有する航空機ガスタービンエンジンの隙間制御システムの一部の概略断面図である。
【図２】図１に示されたフランジの拡大概略断面図である。
【符号の説明】
【００１９】
１０  タービンアセンブリ
１２  第１段
１８  高圧タービン
２０  第２段
３０  シュラウドサポート
３４  中心軸
５２  第１段タービンノズル
５４  第２段タービンノズル
６６  後部ケーシングフック
６７  前方ケーシングフック
６９  後方ケーシングフック
７０  タービン翼
７１  第１段シュラウドアセンブリ
７２  シュラウド部分
７４  シュラウドハンガー
７５  タービンケーシング
７６  Ｃクリップ
７７  前方端部
７９  後方端部
８０  環状シェル
８１  始点
８４  外面
８６  内面
８８  翼端隙間
８９  翼端
９０  後端部
１００  隙間制御システム
１１２  冷却空気
１１４  マニホルド
１１６  使用済み空気
１１７  衝突孔
１１８  後部フランジ
１１９  環状空間
１２０  軸方向湾曲面
１２２  円筒面
１２３  外径
１２５  前方フランジ
１２６  後方フランジ
１７１  第２段シュラウドアセンブリ
２００  冷却孔
２０２  後方キャビティ
２０４  前方キャビティ
Ｒ  曲率半径
【図１】
0005268441.tif 000002
【図２】
0005268441.tif 000003